[发明专利]考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法

权利要求书

1.一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，该系统能够在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定，

所述舵机控制律通过下式(一)获得

其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s,L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，表示系统补偿；φ表示旋转角，表示旋转角速度，K_δ表示舵机传动比。

2.根据权利要求1所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述控制系统通过下式(二)的状态方程解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；

其中，x₁表示旋转角误差，x₂表示旋转角速度误差，是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ω_RR表示舵机带宽，K_δ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，△表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x₁＝φ-φ_d，φ_d表示期望旋转角，表示期望旋转角速度。

3.根据权利要求2所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

考虑气动非线性系数引起的扰动△通过下式(三)获得，

△＝Cl_asin(4x₁) (三)

其中，Cl_a表示气动系数。

4.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述多变量滑模面s通过下式(四)获得，

其中，b₁，b₂和b₃都为设计参数。

5.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(七)获得，

其中，L(t)表示自适应参数，α₀和β₀都表示自适应系数。

6.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述自适应控制参数Φ(s,L)通过下式(八)获得

其中，表示自适应参数的导数。

7.根据权利要求5或6所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述自适应参数L(t)通过下式(九)获得，

L(t)＝l₀+l(t) (九)

其中，l₀表示自适应参数初值，l(t)表示自适应参数时变参数，所述自适应参数时变参数l(t)通过下式(十)获得，

l(t)＝-ρ(t)sgn(σ(t))

其中，ρ(t)表示自适应时变参数，σ(t)表示自适应变量。

8.根据权利要求7所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，

所述自适应时变参数ρ(t)通过下式(十一)获得，

所述自适应变量σ(t)通过下式(十二)获得，

ρ(t)＝q₀+q(t) (十一)

其中，q₀表示定常数，q(t)表示自适应时变参数变量，是q(t)的导数，γ为设计参数，a、ε和β₀都表示自适应系数，表示控制变量估计值。

9.一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法，其特征在于，

该方法在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下，提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；

通过下式(一)解算舵机控制律，

将所述舵机控制律δ传递给作为执行机构的舵机系统，由舵机系统根据所述舵机控制律获得舵机控制指令，舵机根据舵机控制指令打舵，从而调整控制飞行器旋转；

和/或，通过上述舵机控制律，获得旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；

其中，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s,L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，表示系统补偿；φ表示旋转角，表示旋转角速度；x₁表示旋转角误差，x₂表示旋转角速度误差，是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ω_RR表示舵机带宽，K_δ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，△表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x₁＝φ-φ_d，φ_d表示期望旋转角，表示期望旋转角速度；

并通过四阶龙格库塔法根据转角误差的导数和旋转角速度误差的导数解算出下一时刻的旋转角φ和旋转角速度

再把所述下一时刻的旋转角φ和旋转角速度作为初始值再次解算式(二)，获得下一时刻的旋转角误差的导数和旋转角速度误差的导数，同时解算式(一)，从而获得下一时刻的舵机控制律δ。